1.3. Зусилля керування та засоби їх зменшення

Зусилля на командному важелі керування може бути виражено через шарнірний момент на кермі:

P_кв = К_ш·m_ш·S_к·b_к·q,

де К_ш = _рmax/x_рmax – коефіцієнт передачі від командного важеля до керма;

_рmax – максимальний кут відхилення керма в радіанах;

x_рmax – максимальне переміщення командного важеля;

m_ш – коефіцієнт шарнірного моменту керма;

S_к – площа керма;

b_к – хорда керма;

q – швидкісний натиск.

Коефіцієнт шарнірного моменту m_ш при малих кутах відхилення керма _к лінійно залежить від величини цього кута. Звідси слідує, що в польоті зусилля на командному важелі P_кв прямопропорційно куту відхилення керма _к і величині швидкісного натиску q.

Така залежність зусиль цілком природна для льотчика. Вона дозволяє льотчику по зусиллю на командному важелі керування P_кв судити про режим польоту, інтенсивність виконуваного маневру, яка зв’язана з перевантаженням в криволінійному польоті. Практично при будь - якому швидкісному натиску q перевантаження пропорційне зусиллю на командному важелі.

Виникаючі в польоті зусилля керування можна розділити на балансувальні і маневрені.

Балансувальні зусилля керування діють в тривалому усталеному режимі польоту і забезпечують урівноваження (балансування) літака на цьому режимі. Такі зусилля лише стомлюють льотчика і тому від них бажано позбавлятися.

Зняття балансувальних зусиль з командних важелів забезпечується установкою на кермі тримеру – невеликої поверхні, шарнірно підвішеної в хвостовій частині керма, і маючій додаткове, зазвичай електромеханічне, керування від льотчика (рис. 17).

Рис. 17. Балансування літака за допомогою тримера.

За допомогою електричного перемикача льотчик відхиляє тример в сторону, протилежну відхиленню керма і домагається повного урівноваження шарнірного моменту тримером. В результаті буде досягнуто балансування літака при нульових зусиллях на командних важелях.

Маневрені зусилля керування виникають при виконанні літаком короткочасних маневрів. Ці зусилля необхідні льотчику для природного відчуття керування, по ним він судить про поведінку літака, інтенсивність маневру, що виконується, і перевантаження. Маневрені зусилля повинні укладатися в строго регламентовані норми, вироблені тривалою льотною практикою. Для великих по розмірам літаків, для літаків з великою швидкістю польоту доводиться вживати спеціальні заходи по зниженню маневрених зусиль.

Основними засобами зниження зусиль на командних важелях є пристрої, що дозволяють зменшувати коефіцієнт шарнірного моменту m_ш. Для цього використовується енергія потоку повітря, що набігає, тому такі засоби прийнято називати аеродинамічною компенсацією рулів.

До аеродинамічної компенсації відносяться: рогова, осьова, внутрішня компенсації, а також простий чи пружинний сервокомпенсатор. Робота аеродинамічної компенсації була розглянута на практичному занятті № 2.3.

Другим принципом зниження зусиль керування є зменшення розмірів руля без зниження ефективності керування. Цей принцип використовується в системах керування із серворулями, в системах керування з інтерцепторами, в системах поздовжнього керування з рухомим стабілізатором.

В системах керування з сервокермом льотчик командними важелями відхиляє допоміжну поверхню – сервокермо, котре підвішене шарнірно в хвостовій частині основного керма (рис. 18). Розміри сервокерма в декілька разів менше основного керма. Він відхиляється в сторону, протилежну по відношенню до відхилення основного руля, який вільно закріплений на своїй осі обертання. При відхиленні сервокерма виникаюче на ньому зусилля Р_ср відхиляє руль в протилежну сторону до тих пір, поки не врівноважаться моменти Р_ср·a = Р_р·с.

За рахунок різниці плечей "a" і "с" зусилля на кермі Р_р виходить значно більше за зусилля на сервокермі, що і забезпечує потрібний рух літака. Льотчик на командному важелі відчуває зусилля від серворуля малих розмірів. Основним недоліком такого управління є деяке запізнювання в відхиленні і роботі основного керма.

Рис. 18. Робота сервокерма.

Система керування з інтерцепторами використовує комбінацію інтерцепторів з елеронами зменшених розмірів, що забезпечує зниження зусиль керування. Інтерцептори відхиляються додатковим літаковим приводом і їх відхилення не впливає на зусилля на штурвалі. Відхилення інтерцепторів підвищує ефективність поперечного керування і компенсує її втрати із-за зменшення розмірів елеронів.

Система керування з рухомим стабілізатором дозволяє зменшувати розміри руля висоти і знижувати зусилля на його відхилення, а потрібна ефективність повздовжнього керування на зльоті і посадці забезпечується перестановкою стабілізатора на менший кут атаки. Кут відхилення стабілізатора змінюється додатковим літаковим приводом і льотчик зусиль на його відхилення не затрачує.

Всі перераховані способи зниження маневрених зусиль керування забезпечують отримання прийнятних зусиль лише на помірних дозвукових швидкостях польоту і у літаків невеликих розмірів. На важких і надзвукових літаках добитися потрібних зусиль керування можна лише шляхом підведення в систему керування додаткової енергії за допомогою спеціальних підсилювачів – бустерів, які частково чи повністю сприймають зусилля від шарнірних моментів рулів.